三维大钝头体简谐振动绕流的数值模拟

用数值模拟方法研究了大钝头体外形（双子星座飞船）在超声速下俯仰振动的绕流特性，数值模拟的出发方程为三维全Ｎ－Ｓ方程，格式为二阶迎风ＴＶＤ格式，研究结果给出了物体在俯仰振动过程中激波、分离结构和物面压力分布等非定常特征。     

圆球诱发斜爆轰波的数值研究

斜爆轰发动机是飞行器在高马赫数飞行条件下的一种新型发动机,具有结构简单、成本低和比冲高等优点.但是斜爆轰发动机的来流马赫数范围广,来流条件复杂,为实现斜爆轰波的迅速、可靠引发,采用钝头体来诱发.利用Euler方程和氢氧基元反应模型,对超声速氢气/空气混合气体中圆球诱导的斜爆轰流场进行了数值研究.不同于楔面诱发的斜爆轰波,球体首先会在驻点附近诱发正激波/爆轰波,然后在稀疏波作用下发展为斜激波/爆轰波.模拟结果显示,经过钝头体压缩的预混气体达到自燃温度后,会出现两种流场:当马赫数较低时,由于稀疏波的影响,燃烧熄灭,钝头体下游不会出现燃烧情况;而当马赫数较高时,燃烧阵面能传到下游.分析表明,当钝头体的尺度较小时,驻点附近的能量不足以诱发爆轰波,只会形成明显的燃烧带与激波非耦合结构;当钝头体的尺度较大时,流场中不会出现燃烧带与激波的非耦合现象,且这一特征与马赫数无关.通过调整球体直径,获得了激波和燃烧带部分耦合的燃烧流场结构,这一流场结构在楔面诱发的斜爆轰波中并不存在,说明稀疏波与爆轰波面的相互作用是决定圆球诱发斜爆轰波的关键.     

类升力体外形高超声速粘性绕流拓扑结构分析

采用交替方向隐式分解的隐式NND格式求解全N-S方程模拟“类升力体”外形在高超声速下的大攻角流动,给出了“类升力体”外形表面极限流线随攻角变化的拓扑结构及40°攻角下垂直于体轴的横截面流线拓扑结构。结果表明:类升力体外形三维流场结构十分复杂,攻角从0°～40°变化时,背风面表面极限流线依次由不分离、开式分离向起始于鞍、结点组合的高阶奇点的分离方式转化,翼面横向分离亦随攻角增大而增大;垂直于体轴的横截面流动拓扑结构与文献[2]给出的理论分析一致。     

钝头机体用嵌入式大气数据传感系统的解算精度研究

针对一种钝头机体用嵌入式大气数据传感(flush air data sensing,FADS)系统的实施方案及求解精度展开研究.基于15°钝头体外形,在马赫数Ma=2.04,3.02,5.01,攻角α介于-5°和25°之间,不考虑侧滑角的情况下,采用势流理论及修正的牛顿流理论建立了该FADS系统的气动模型.首先利用经典的三点式算法建立了攻角的求解方案,并采用最小二乘曲线拟合的方法对误差进行了修正;随后建立相应的迭代衰减算法解算静压及动压,最后根据压力比与马赫数的关系求解马赫数.对解算的数据与实际飞行参数进行了比较,结果表明,建立的钝头机体用FADS系统的模型及算法精度较好,攻角绝对误差小于0.1°,静压相对误差小于5%,马赫数绝对误差小于0.01.     

钝头机体用嵌入式大气数据传感系统的解算精度研究1）

针对一种钝头机体用嵌入式大气数据传感(flush air data sensing,FADS) 系统的实施方案及求解精度展开研究. 基于15° 钝头体外形,在马赫数Ma = 2.04, 3.02, 5.01,攻角α 介于-5°和25°之间,不考虑侧滑角的情况下,采用势流理论及修正的牛顿流理论建立了该FADS 系统的气动模型. 首先利用经典的三点式算法建立了攻角的求解方案,并采用最小二乘曲线拟合的方法对误差进行了修正;随后建立相应的迭代衰减算法解算静压及动压,最后根据压力比与马赫数的关系求解马赫数. 对解算的数据与实际飞行参数进行了比较,结果表明,建立的钝头机体用FADS 系统的模型及算法精度较好,攻角绝对误差小于0.1°,静压相对误差小于5%,马赫数绝对误差小于0.01.     

滑动蒙皮变后掠气动力非定常滞回与线性建模

针对低速不可压条件下滑动蒙皮方式变后掠过程中非定常动态气动特 性开展了3方面的研究工作: (1)飞行器变形过程中非定常动态气动特性风洞试验技术研究; (2)变形过程中滞回效应研究和机理分析; (3)基于风洞试验结果开展变形过程中非定常动态 气动力线性建模. 初步研究表明: (1)采用强迫振荡法可以有效地获取变形过程中非定常动态 气动力滞回效应; (2)造成变形过程中气动滞回效应的机理有两个即``动边界效应'和``流场结 构滞回效应', 造成滞回效应的机理可能主要在于后者; (3)引入升力系数和俯仰力 矩系数随后掠角变化率的动导数概念, 可以建立变形过程中非定常动态气动力线性模型.     

真实气体效应对返回舱气动力特性的影响

采用7 组元6 反应化学动力学模型,通过数值方法研究了真实气体效应对阿波罗(Apollo) 返回舱流场及气动力特性的影响. 并利用典型弹道点的飞行和实验数据验证了化学非平衡流计算程序的可靠性. 计算结果表明:真实气体效应主要发生在物面附近很薄的激波层内,真实气体效应使得激波脱体距离减小;真实气体效应使阻力系数和升力系数增加,且在小攻角时增加幅度最大;真实气体效应产生附加的低头力矩,使压心位置后移. 真实气体效应的影响随着马赫数的增加变化不明显.     

高超声速自适应激波针数值研究

针对传统的与钝体轴线共线安装的固定式激波针方法在有攻角状态所存在的问题, 在前人工作基础上得到一种新型高超声速飞行器减阻/降热方法------自适应激波针方法. 将该方法应用于三维高超声速轴对称钝锥外形以及扁平楔外形, 并采用数值模拟的方法对其进行了概念验证. 在0^○~120^○攻角范围内, 对不同L/D参数的激波针外形流场以及前缘壁面的压力、热流分布等进行了对比分析. 结果表明, 这种新型自适应激波针方法无论在无攻角还是有攻角状态, 均可有效降低高超声速飞行器头部壁面的压力和热流, 可以有效解决传统激波针方法在较大攻角情况状态下失效的问题.     

返回舱三维高超声速绕流及近尾迹流场数值模拟

为使返回舱安全、稳定、可靠地飞行，准确地计算其周围的复杂绕流流场，对飞船的初步设计是十分必要的。用Ｈａｒｔｅｎ－Ｙｅｅ的二阶迎风ＴＶＤ有限差分格式求解薄层Ｎ－Ｓ方程，模拟了返回舱三维高超声速流场，Ｍ＿∞＝７．３５，Ｒｅ＿∞＝７．５×１０￣５，α＝１０°、２０°。给出了详细的绕流结构，不同攻角、不同子午面上的物面压力分布与Ｍｏｓｅｌｅｙ和ｗｅｌｌｓ的实验数据进行了比较，符合较好。通过分析表明，在一定的攻角下，倒锥体上低压区压力的计算精度，对力矩系数及压心位置仍有明显的影响。     

EARSM和DRSM在亚音速旋涡流动中的应用

基于非结构网格,采用带曲率修正的显式代数应力非缌出漠型（EARSM）和微分雷诺应力模型（DRSM）,建立了用于模拟大攻角旋涡流动的计算方法。分别以尖前缘和钝前缘的65°三角翼为例,验证了EARSM模型和DRSM模型在两种典型亚音速计算状态下对复杂涡系干扰的模拟能力和旋涡的产生、发展、破裂过程。分别利用SA、BSL两种线性湍流模型对相关问题进行了计算;通过对多种计算的流场与气动力详细结果的比较分析,就几种湍流模型对大攻角复杂旋涡流动的预测能力和敏感性等进行了评估。结果表明：EARSM和DRSM能较好地预测旋涡流动的发展破裂,强于经典线性湍流模型;对边界层发展状况预测较差,导致旋涡启动位置较早。基于算例计算,对两种先进湍流模型的改进提出了适当的建议。所得结论将可为进一步开展大攻角旋涡流动模拟方法的研究提供参考。     

Oscillations of a plate cascade in a transonic gas flow

The transonic unsteady flow of a gas through a cascade of thin, slightly curved plates is quite complex and has received little study. The main difficulties are associated with the nonlinear dependence of the aerodynamic characteristics on the plate thickness. In [1] it is shown that, for a single thin plate performing high-frequency oscillations in a transonic gas stream, the variation of the unsteady aerodynamic characteristics with plate thickness may be neglected. For a plate cascade, the flow pattern is complicated by the aerodynamic interference between the plates, which may depend significantly on their shape. A solution of the problem of transonic flow past a cascade without account for the plate thickness has been obtained by Hamamoto [2].The objective of the present study is the clarification of the dependence of the aerodynamic characteristics of a plate cascade on plate thickness in transonic unsteady flow regimes. The nonlinear equation for the velocity potential is linearized under the assumption that the motionless plate causes significantly greater disturbances in the stream than those due to the oscillations. A similar linearization was carried out for a single plate in [3]. The aerodynamic interference between the plates is determined by the method presented in [4]. As an example, the aerodynamic forces acting on a plate oscillating in a duct and in a free jet are calculated.     

旋转流场下模型大幅俯仰运动实验研究

在中航气动院FL-8低速风洞中,采用单自由度振荡机构进行了旋转流场下大幅俯仰运动的气动特性实验研究。模型在绕风速轴连续旋转的同时,进行给定频率和振幅绕体轴的俯仰振荡运动。测量了模型的动态气动特性,着重分析了不同运动参数对模型气动特性的影响。实验结果表明,旋转速度的存在使大振幅俯仰振荡实验中的滚转力矩和偏航力矩产生了明显的迟滞特性,但对俯仰力矩和法向力的迟滞特性影响不大。     

矢量喷流对细长体大迎角非对称流动影响研究

采用测压方法研究了矢量喷流对细长旋成体大迎角非对称流动的影响特性.实验结果表明:矢量喷流对细长旋成体大迎角非对称侧向力有明显的抑制作用,该抑制作用是通过喷流诱导作用,改变其空间绕流涡系结构的分布来实现的,但是矢量喷流的存在并不能改变大迎角机身空间绕流涡系的本质结构;随着迎角的增大,矢量喷流对细长旋成体大迎角非对称流动的影响区域不断前移,甚至影响到头部;随着喷流落压比的增加,矢量喷流对细长旋成体大迎角非对称侧向力的抑制作用加强,但当喷流落压比达到临界落压比后(即喷管出口处达到设计马赫数时),喷流影响作用将不会随喷流落压比的增加而改变.     

高速铁路隧道缓冲结构气动载荷与结构应力特性分析

高速列车通过隧道时,会引起车隧气动效应.在隧道洞口设置缓冲结构是简便有效的应对措施之一.而缓冲结构一般设置在隧道洞口,列车通过隧道产生气动载荷对该结构的影响也不容忽视.本文采用数值方法,利用Ansys软件的workbench模拟平台,对列车通过隧道产生的气动载荷作用在顶部单开口缓冲结构上的压应力变化进行模拟.研究结果表明:气动载荷所引起的结构附加应力作用明显.当行车速度为350 km/h时,附加应力可以达到80 kPa,而缓冲结构开口周围成为气动载荷附加应力集中区.对于双线隧道,近车壁面与远车壁面的附加压应力规律一致,但近车侧应力值要大于远车侧.与压力波在隧道内的传播特性类似,气动载荷所引起的附加压应力具有往复传播特征.另外,对顶部缓冲结构开口附近出现附加应力集中的原因进行了分析,确定缓冲结构形式是引起应力集中的决定因素.以上结论对隧道洞口缓冲结构的设计及安全巡查具有一定的指导意义.     

平面叶栅气动试验研究进展与展望

平面叶栅气动试验传统上是验证压气机、涡轮的基元性能的主要手段, 近年来国内外研究人员利用平面叶栅开展了大量的流动测量试验, 以揭示叶栅内部复杂流动现象的本质和规律、探索减小叶栅内流动损失的方法. 本文从试验装置、测试技术和研究内容三个方面, 综述了近年来平面叶栅气动试验研究的进展情况. 首先介绍了平面叶栅试验装置的发展及提高平面叶栅试验段流场品质的措施; 其次介绍了叶栅气动试验采用的部分流场测试技术, 包括叶片表面压力场、叶片表面温度场、内流速度场及流场可视化等测试技术, 分析了这些测试技术的进展和存在的问题; 然后梳理了近年来平面叶栅试验研究的相关科学问题及进展, 包括跨音速叶栅中的激波研究, 叶顶间隙泄漏流动研究, 叶型优化研究, 多尺度非定常旋涡结构研究, 振动环境下叶栅流场研究等; 最后对平面叶栅气动试验研究方向进行了展望. 通过了解叶栅内复杂流动现象及本质, 为进一步探索和提高压气机、涡轮的气动性能提供技术支撑.      

无黏流场中结构振动的气动非阻尼现象

研究跨音速飞行航天器的流-固耦合振动非阻尼现象的作用机理.研究表明,流场中的跨音速激波过程是此类非阻尼现象不可忽略的基本原因之一;由于流场对物体振动响应的滞后,形成了周期变化的分布气动力与物体运动之间有规律的相位差异,这种相位差可以引发局部的非阻尼的脉动力作用.这一机制与流场中的黏性过程如边界层和分离流动无关.单纯考虑黏性现象对非阻尼作用影响的认识是有缺陷的.     

Circulation flow patterns in the Faraday waves in the presence of damper plates

The effect of transverse damper plates on the restructurization of a suspension with originally homogeneous concentration in the field of standing surface waves in a vertically oscillating rectangular reservoir is for the first time experimentally investigated. The flow pattern evolution and the formation of the fine flow structure are traced in reservoirs with smooth walls, with one vertical deflecting plate, and with two plates mounted in parallel or antiparallel at the center of the larger side. The symmetry of the surface wave flow is determined by the plate configuration.     

低雷诺数翼型蒙皮主动振动气动特性及流场结构数值研究

针对低雷诺数(Re)翼型气动性能差的特点,文章通过对翼型柔性蒙皮施加主动振动的方法,提高翼型低Re下的气动特性,改善其流场结构.采用带预处理技术的Roe方法求解非定常可压缩Navier--Stokes方程,对NACA4415翼型低Re流动展开数值模拟.通过时均化和非定常方法对比柔性蒙皮固定和振动两种状态下的升阻力气动特性和层流分离流动结构.初步研究工作表明在低Re下柔性蒙皮采用合适的振幅和频率,时均化升阻力特性显著提高,分离泡结构由后缘层流分离泡转变为近似的经典长层流分离泡,分离点后移,分离区缩小.在此基础上,文章更加细致研究了柔性蒙皮两种状态下单周期内的层流分离结构及壁面压力系数分布非定常特性和演化规律.蒙皮固定状态下分离区前部流场结构和压力分布基本保持稳定,表现为近似定常分离,仅在后缘位置出现类似于卡门涡街的非定常流动现象.柔性蒙皮振动时从分离点附近开始便产生分离涡,并不断向下游移动、脱落,表现为非定常分离并出现大范围的压力脉动.蒙皮振动使流体更加靠近壁面运动,大尺度的层流分离现象得到有效抑制.     

Aerodynamic characteristics of permeable disks at subsonic free-stream flow velocities

A large number of investigations have been carried out to study the aerodynamic characteristics of grids and permeable plates completely covering a pipe section [1]. The theoretical bases of the external aerodynamics of permeable bodies are established in [2], where the concept of a uniformly permeable surface is introduced and the problem of flow past a permeable plate at a small angle of attack is solved. Papers [3, 4] are devoted to the solution of problems of a jet flow of ideal incompressible fluid past a permeable wedge and a plate. The flow past a wedge with a high degree of permeability at low subsonic velocities was investigated theoretically and experimentally in [5]. Papers [6, 7] are devoted to the experimental investigation of the aerodynamic characteristics of plates and disks at low subsonic velocities. The results of the experimental investigations of permeable bodies are given in [8]. In the present paper the aerodynamic characteristics of permeable disks positioned perpendicular to the direction of the oncoming flow are investigated experimentally in a wide range of variation of the perforation parameters and the subsonic free-stream flow velocities.Translated from Izvestiya Akademii Nauk SSSR, Mekhanika Zhidkosti i Gaza, No. 4, pp. 123–128, July–August, 1986.     

TSTO马赫7安全级间分离问题的数值研究

两级入轨(two stage to orbit, TSTO)飞行器在高超声速来流条件下级间分离, 会在两级之间产生复杂的非定常气动干扰, 直接增加TSTO级间分离失败风险. 级间分离过程中的这种复杂气动干扰伴随着两级之间的激波与边界层干扰、马蹄涡、激波与尾流干扰的综合作用. 本文将TSTO助推级和轨道级的复杂模型简化为两个三维楔, 采用重叠动网格技术, 耦合求解流动控制方程及六自由度刚体动力学方程组对级间分离过程开展模拟分析, 探究级间分离流动特性及其物理机制. 在数值分析过程中, 针对不同抬升角度下的TSTO三维流场进行了静态和动态数值模拟, 给出了不同抬升角度下的干扰流场流动规律和特性, 结合流场结构和壁面压力分布以及分离流动模式阐明了两级之间这种气动干扰对TSTO气动分离的影响机制, 并探讨了轨道级抬升角对TSTO安全分离的影响. 结果表明两级间的气动干扰强度随着轨道级抬升角的增大而增强, 并且在动态分离过程中随着两级间隙的增加而减弱; 在轨道级释放前两级间气动干扰和三维分离拓扑结构随着抬升角的增大变得更加复杂, 流动分离区域增大, 临界点数量增加; 在级间分离过程中, 两级气动特性变化幅度随着轨道级抬升角增大而增大, 分离时间则随之减小. 另外, 当轨道级抬升角度在6° ~ 8°时可实现该TSTO更加安全可靠的分离.